進氣道旋流畸變地面模擬與測量試驗

趙海剛, 任丁丁, 王俊琦

(中國航空工業(yè)集團公司, 中國飛行試驗研究院發(fā)動機所, 西安 710089)

近代高性能戰(zhàn)斗機通常采用短S形的進氣道，因此在高機動、大攻角、大側滑角的飛行下必然會在進氣道出口產生較強的旋流畸變，從而導致發(fā)動機性能和穩(wěn)定性下降[1-2]，出現(xiàn)喘振和強迫葉片振動之類嚴重的進氣道與發(fā)動機流場匹配品質問題，甚至造成發(fā)動機空中停車[3-4]。因此，旋流畸變及其對發(fā)動機影響的研究已經成為近代戰(zhàn)斗機設計及試飛定型中的關鍵方面，也是中外學者高度重視的研究課題之一[5-8]。20世紀80年代,美國Tornado(狂風)戰(zhàn)斗機原型機在試飛過程中，進氣道旋流畸變引起左、右發(fā)動機發(fā)生喘振，隨后在F/A-18“大黃蜂”艦載飛機、“戰(zhàn)斧”巡航導彈、A320的輔助動力裝置上再次驗證了旋流畸變對發(fā)動機的危害?；谏鲜鲈?，美國研究人員針對旋流畸變發(fā)生的機理、抑制與消除方法及其對發(fā)動機穩(wěn)定性和性能的影響進行了大量的研究[9-11]，并最終在F/A-18飛機進氣道的一彎處布置了數(shù)個渦流發(fā)生器，成功消除了旋流畸變，并在研究的基礎上，完成了“進氣道旋流畸變評定方法”的編制。Sheoran等[12-13]提出一種腔室旋流畸變發(fā)生器，通過簡單改變腔體外形，即可產生五種不同形式的旋流畸變。中國在進氣道旋流畸變研究方面，成都飛機設計所的郭榮偉等[14]根據(jù)模擬壓力畸變系數(shù)DC60建立了旋流畸變指數(shù)。南京航空航天大學的彭成一教授等[15]提出了旋流測量方案和旋流評價指標，用整體渦強度、整體渦指數(shù)、對渦強度、對渦指數(shù)這四個參數(shù)在試飛中對旋流進行評定，宋國興等[16]研究了葉片式旋流畸變發(fā)生器產生旋流流場的機理和旋流畸變對壓氣機穩(wěn)定性的影響機制，田洋陽等[17]對氣動法導葉的旋流器和幾何法導葉的旋流器的內流場進行了模擬對此，指出氣動法導葉的旋流器更有應用前景；劉華等[18]設計了一種葉片式旋流畸變發(fā)生器，用以研究進氣旋流畸變對軸流壓氣機失速發(fā)展過程的影響；張磊等[19]提出了一種根據(jù)目標旋流場設置旋流畸變網的轉向葉片和支撐結構的葉片式旋流畸變網的設計方法，進一步研究了旋流畸變對壓氣機性能和穩(wěn)定性的影響。

面對新一代飛機/發(fā)動機的設計定型，進氣道旋流畸變測量及其對發(fā)動機的性能和穩(wěn)定性的影響是進氣道/發(fā)動機相容性試驗中必不可少的項目。現(xiàn)首次提出飛行試驗中可行的旋流測試方案和評價指標，研制葉片式旋流發(fā)生器和五孔探針，通過地面旋流試驗建立起工程實際中可靠的旋流模擬、測量方法和數(shù)據(jù)處理方法，驗證該旋流評定體系和旋流模擬方法的有效性?？蔀楹罄m(xù)型號進氣道旋流畸變試飛研究提供技術儲備。

1 試驗裝置方案及試驗內容

1.1 試驗方案

試驗在中國飛行試驗研究院某發(fā)動機試車臺進行。如圖1所示，整個試驗裝置由進氣道整流罩、喇叭型進口、旋流試驗段(含旋流發(fā)生段、旋流發(fā)展段和旋流測量段)、試驗發(fā)動機組成。

圖1 旋流試驗系統(tǒng)圖Fig.1 Sketch of test system for swirl

圖2為試驗系統(tǒng)圖，試驗時，試驗發(fā)動機在進氣道出口的抽吸作用下，外界常溫常壓空氣先通過整流罩進入雙螺線喇叭形進口，流過不同安裝角和安裝布局葉片式旋流模擬器，在葉片繞流的作用下產生葉尖尾跡渦，尾跡渦流過旋流發(fā)展段后，形成較強的漩渦氣流，試驗段測量位置同一截面等角度安裝8支五孔探針，測量旋流相關參數(shù)，進而通過計算分析和評估旋流結構與強度。

圖2 旋流試驗裝置Fig.2 Photograph of test setup for swirl

試驗來流馬赫數(shù)Ma在0.1～0.4調節(jié)，進氣道內徑為680 mm。旋流發(fā)展段為1.3倍內徑。地面旋流模擬試驗主要為葉片轉折角、來流馬赫數(shù)對旋流強度影響的研究和葉片布置方式對旋流結構的影響研究，同時驗證旋流模擬、測試方法與評價指標的有效性。試驗內容如表1所示。

表1 旋流試驗項目列表Table 1 Items of test for swirl

1.2 旋流模擬器

試驗采用了葉片式旋流模擬器。葉型為NACA65標準厚度分布，葉高110 mm,葉片轉折角為5°、10°、15°、20°。圖3、圖4分別為葉片式旋流發(fā)生器及其在試驗進氣道內的安裝圖。

圖3 葉片式旋流發(fā)生器Fig.3 The swirl generator of the blade

圖4 葉片式旋流發(fā)生器安裝圖Fig.4 Photograph of the swirl generator blade installed

1.3 試驗測量系統(tǒng)

試驗在進氣道測量段同一截面等角度安裝8支五孔探針，探針探頭距進氣道圓心距離為296 mm(約等于0.87R,R為進氣道半徑)。通過測量進氣道出口0.87R處的切向氣流角τ87，進而計算出整體渦旋流強度、整體渦旋流指數(shù)、對渦旋流強度、對渦旋流指數(shù)等指標來評估旋流畸變的強度。所采用的旋流強度指標定義如下。

對渦強度：τ87s=(τ87imax-τ87imin)/2

對渦指數(shù)：SCT=(τ87imax-τ87imin)/2|τ87imax|

8支五孔探針在進氣道測量段安裝角度位置(五孔探針位置角度以進氣道探針安裝截面的頂點為起始點，按順航向逆時針方向為正)如表2所示。試驗使用的五孔探針均在抽吸式風洞中進行了變馬赫數(shù)標定，標定來流馬赫數(shù)Ma=0.2～0.5，俯仰角α和側滑角β標定范圍為：-25°≤α≤25°、-25°≤β≤25°(間隔5°進行)。探針安裝圖如圖5、圖6所示。

表2 五孔探針在進氣道出口安裝角度位置Table 2 The angle of five-hole probes installed at the inlet

圖5 五孔探針整體安裝圖Fig.5 Overall installation photograph of five-hole probes

1.4 數(shù)值計算方法

圖7是根據(jù)試驗進氣道實際尺寸建立的三維數(shù)值幾何模型，建模時將進氣道出口向后延長5 m以確保計算出口氣流穩(wěn)定及計算的收斂。

進出口邊界條件采用壓力進口和壓力出口，計算溫度為測量試驗環(huán)境溫度。

采用標準RNGκ-ε湍流模型、非結構化網格和SIMPLE算法，來計算進氣道內部旋流特性。

2 試驗測量與數(shù)值模擬結果分析

2.1 整體渦試驗測量與數(shù)值計算結果分析

圖8為整體渦旋流模擬葉片布置方式，在進氣道進口均勻布置6個旋流葉片，葉片轉折角分別為0°(不安裝旋流葉片)、5°、10°、15°、20°，Ma分別為0.25、0.3、0.35、0.4(20°時Ma=0.2～0.35)，共進行了20個狀態(tài)整體渦旋流模擬。圖9、圖10(a)給出葉片轉折角為20°、Ma=0.35的整體渦旋流數(shù)值模擬靜壓云圖和速度矢量圖?？梢钥闯?，模擬出的旋流流場呈大的整體渦含6個局部小渦的形式，且小渦與低壓區(qū)一一對應。原因在于葉片式旋流發(fā)生器是利用葉尖尾跡渦的相互作用來模擬旋流的，而一個葉片只會產生一個尾跡渦，尾跡渦的相互作用產生了整體渦，每個葉片的尾跡渦又在一定范圍內相對獨立存在。圖10(b)為此工況下0.87R處速度矢量試驗測量結果，可見試驗測量結果和數(shù)值計算結果一致性較好，也說明精確的數(shù)值計算能夠模擬出對稱渦的旋流特征。

圖8 整體渦模擬的葉片布置方式Fig.8 Blades distribution for simulating bulk swirl

圖9 整體旋流渦靜壓云圖Fig.9 Static pressure contour of bulk swirl

圖10 整體渦旋流速度矢量圖Fig.10 Swirl vector of generated bulk swirl

圖11 整體渦強度隨葉片轉折角和馬赫數(shù)的變化Fig.11 Intensity of bulk swirl vs blade angle of attack and mach number

表3是葉片轉折角為20°，各馬赫數(shù)下整體旋流渦試驗測量和部分數(shù)值計算結果?？梢钥闯?，整體渦強度指數(shù)SCB接近1，對渦強度指數(shù)SCT接近0，說明模擬出的旋流為典型的整體渦。

對比數(shù)值結果和試驗結果可知，數(shù)值計算結果的整體渦指數(shù)明顯高于試驗結果，而對渦指數(shù)遠遠低于試驗結果，說明數(shù)值結果比試驗結果在整體渦結構更顯著，原因在于試驗本身受各個探針加工、標定精度的差異，以及安裝誤差等因素限制，測量結果有一定的誤差。

表3 整體渦模擬結果

2.2 對渦試驗測量與數(shù)值計算結果分析

如圖12所示，對渦旋流模擬葉片布置方式為：在進氣道進口同一截面布置2組各3個旋流葉片，葉片轉折角為20°，但轉折角方向相反，兩組旋流葉片安裝對稱線逆時針偏轉20°(逆航向)。在葉片轉折角不變的情況下，模擬時調節(jié)來流Ma，Ma分別為0.20、0.25、0.3、0.35，共4個狀態(tài)。以葉片轉折角為20°，來流Ma為0.35時的對渦作為典型算例來分析對渦旋流特性。圖13為對渦旋流數(shù)值模擬和試驗測量的速度矢量圖，從圖13(a)可看出，整個渦是由左右兩個大渦組成，每個大渦中又有兩個明顯的小旋流渦?？梢钥闯龃鬁u的中心對稱線偏轉角度與葉片布置對稱線一致。在進氣道進口葉片安裝截面160°和220°的兩個相鄰旋流葉片轉折角方向相反，進而各自產生的尾跡渦方向相反，因為流動干涉而相互抵消，因此，在整個速度矢量圖上只有四個相對獨立的小尾跡渦。對比圖13(b)可知，數(shù)值模擬與試驗測量在0.87R處的速度矢量基本一致。

表4是根據(jù)試驗結果計算的對渦強度指標數(shù)據(jù)，可以看出，結果中整體渦指數(shù)SCB趨近于0，對渦強度指數(shù)SCT趨近于1，也反映出旋流為典型的對渦結構。Ma=0.35時數(shù)值模擬和試驗測量的數(shù)據(jù)結果一致性較好，從指數(shù)結果中可以看出，數(shù)值結果比試驗結果對渦結構愈顯著。

圖12 對渦模擬的葉片布置方式Fig.12 Blades distribution for simulating twin swirl

圖13 對渦旋流速度矢量圖Fig.13 Swirl vector of generated twin swirl

表4 對渦強度指標結算結果Table 4 Twin swirl simulation results

2.3 局部渦試驗測量與數(shù)值計算結果分析

如圖14所示，局部渦旋流模擬葉片布置方式為：在進氣道進口同一截面右半邊均布4個旋流葉片，葉片轉折角為20°，轉折角方向一致。在葉片轉折角不變的情況下，模擬時調節(jié)來流Ma=0.20、0.25、0.3、0.35，共4個狀態(tài)。同樣以葉片轉折角為20°，來流Ma=0.35時的局部渦作為典型算例來分析局部渦旋流特性。圖15為局部渦旋流數(shù)值模擬和試驗測量的速度矢量圖，從圖15(a)中可以看出，整個渦是由一個渦心偏右的大渦含4個小渦組成。大渦的渦心處于整個截面的右側，和局部渦旋流葉片布局結構一致。從圖15(b)中明顯看出，0.87R處的速度矢量大小明顯高于左側，得知右側切向速度較左側高，所以切向氣流角τ87較大。對比可知，數(shù)值模擬與試驗測量在0.87R處的速度矢量基本一致。從表5中可以看出，無論是數(shù)值計算結果還是試驗結果，SCB和SCT均為0.5左右，說明流場介于整體渦旋流和對渦旋流之間，是典型的局部渦旋流。

圖14 局部渦模擬的葉片布置方式Fig.14 Blades distribution for simulating local swirl

圖15 局部渦旋流速度矢量圖Fig.15 Swirl vector of generated local swirl

表5 局部渦模擬結果Table 5 Local swirl simulation results

3 結論

(1) 來流馬赫數(shù)對旋流渦強度影響不大，旋流發(fā)生器葉片轉折角對旋流渦強度有一定的影響。

(2) 研制的旋流發(fā)生器可模擬出不同渦結構和強度的旋流畸變，其中整體渦強度可達17°。

(3)采用的旋流測量方法可行且精度較高，旋流評定指標合理可行，能夠較為直觀地反映出旋流流場的結構和強度。

(4)提出的旋流測量方法和評價指標可應用于后續(xù)型號的進氣道旋流畸變試飛研究中去。